一种全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法技术

本发明专利技术属于航空疲劳试验领域，具体涉及到一种全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法，本发明专利技术的方法通过多载荷工况下压心按照损伤轻重进行加权处理，从而确定加载作动筒位置；本发明专利技术所提出的全尺寸疲劳试验机翼垂向加载设计方法，是在满足机翼各控制切面的剪力、弯矩、扭矩与设计载荷情况误差满足要求的前提下得到的，可广泛应用于各种飞机全尺寸疲劳试验机翼垂向加载点的设计。

【技术实现步骤摘要】
一种全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法
本专利技术属于航空疲劳试验领域，特别是涉及到一种全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法。
技术介绍
飞机全尺寸疲劳试验是飞机定寿的关键环节，涉及疲劳载荷工况多、试验持续周期长，往往多达数年甚至十余年。区别于静强度试验的是，疲劳试验在开展过程中，为了保证试验进度，一般只采用一套加载系统和夹具进行试验，而试验中不会根据不同工况进行换装。由此带来的问题是一套加载系统很难满足大多数载荷工况的加载精度要求，造成的误差较大。而机翼又是飞机承载的关键部件，承受绝大部分的飞机垂向载荷，如不能保证误差将带来试验考核结果的失真，对机翼结构疲劳定寿乃至全机疲劳定寿带来较大误差，经济性差。现有的规范、文献未就给出行之有效的设计方法用于开展全尺寸疲劳试验机翼垂向加载设计。同时，在开展试验加载设计时往往依据经验或凭个人喜好进行加载系统的布置，随意性较大，误差较大且不可控。
技术实现思路
本专利技术的目的是：为了解决全尺寸疲劳试验机翼垂向加载时，缺乏行之有效的设计方法的技术问题，给出一种基于多个载荷工况加权压心的全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法。为解决此技术问题，本专利技术的技术方案是：一种全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法，其特征在于：所述的全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法给出通过多载荷工况下压心按照损伤轻重进行加权处理，从而确定加载作动筒位置的加载方法。所述的全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法包括以下步骤：步骤一、根据试验考核要求，将机翼按肋划分成若干个考核切面，给出各考核切面的剪力、弯矩、扭矩误差要求；步骤二、根据考核切面划分情况，从翼尖向翼根，依次计算出各控制切面之间设计载荷的压心坐标及其对控制切面的剪力、弯矩、扭矩；步骤三、根据损伤轻重关系，确定后求出加权压心位置；步骤四、按上一步确定的加权压心位置，依据加载点布置原则，求出加权压心位置对应的初始加载点位置；步骤五、计算加载点载荷对控制切面的剪力、弯矩、扭矩，并与设计情况下分布载荷对控制切面的剪力、弯矩、扭矩计算结果进行误差对比；步骤六、当剪力、弯矩、扭矩不满足误差控制要求时，调整前梁、后梁的加载点位置，重复步骤五，迭代计算直至所有加载点位置满足误差控制要求。所述的步骤一中划分考核切面的依据为根据肋的数量划分考核切面，3-4个肋距作为一个考核切面。既保证载荷传递的连续性，又保证不会使得作动筒数量过多增加成本及试验时间。所述的步骤一中误差要求满足的条件为：根肋要求剪力、弯矩、扭矩的误差为0。这样目的是为了保证机翼载荷传递的准确性。所述的步骤三具体为：根据载荷谱中各工况损伤轻重关系，按照占总损伤的比例，对各载荷工况的压心设置不同的权重系数，从而求出加权压心位置。步骤四中所述的加载点布置原则为：加载点位置布置于前梁、后梁与壁板连接处的原则。根据此原则既保证传力路径的直接性，又保证不会破坏结构。本专利技术的有益效果是：本专利技术提出了一种全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法。本专利技术所提出的方法，是在满足机翼各控制切面的剪力、弯矩、扭矩与设计载荷情况误差满足要求的前提下得到的，既保证试验载荷精度的同时，又有效控制作动筒的规模，可大量节省试验成本和缩短试验周期。本专利技术所提出的方法克服了目前在开展试验加载设计时往往依据经验或凭个人喜好进行加载系统的布置的误差不可控、随意性较大的问题，可广泛应用于各种飞机全尺寸疲劳试验机翼垂向加载点的设计。附图说明图1为全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载设计方法的流程图；图2为机翼各控制切面及最终加载点位置分布示意图；图3为各载荷工况压心位置、加权压心位置及初始加载点；图4为1g平飞的设计情况和试验情况的剪力对比示意图；图5为1g平飞的设计情况和试验情况的弯矩对比示意图。具体实施方式下面结合附图和实施例对本专利技术做进一步说明：如图1所示，为全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载设计方法的流程图。给出了实施例中用到的参数。具体步骤如下：步骤一、根据试验考核要求，将图2所示机翼按肋划分成5个考核切面，各考核切面分别为3肋、7肋、10肋、13肋和16肋。外翼根肋3肋处要求剪力、弯矩的误差为0，以保证机翼载荷传递的准确性；其余各考核切面的剪力、弯矩误差要求分别为剪力3％、弯矩2％。考核切面划分一般为3-4肋，肋多了会导致加载误差大，肋少了需要较多的作动筒，试验成本和周期将加长。步骤二、根据考核切面划分情况，从翼尖向翼根，依次计算出各控制切面之间设计载荷的压心坐标及其对控制切面的剪力、弯矩、扭矩。根据考核切面划分情况，从翼尖向翼根，依次求出各控制切面之间设计载荷的压心(总载、总矩)坐标，以13-16肋之间的设计载荷为例，计算给出压心分布见图2，以及以1g平飞工况为例，给出设计载荷对控制切面的剪力、弯矩见图3、图4，具体到1g工况对13肋的剪力值为153300N，弯矩值为-1.16051E+09N.mm，弯矩为负代表为机翼上弯；步骤三、根据损伤轻重关系，确定后求出加权压心位置。根据载荷谱中损伤工况的分布情况，按相对损伤大小对各载荷工况的压心设置不同的权重系数，给出权重系数较大的部分工况及对应的权重系数见表1，求出加权压心位置，见图2。表1部分工况对应的加权系数工况号加权系数工况号加权系数工况号加权系数13.0338E-02112.2219E-02211.8194E-0222.7431E-02122.0844E-02221.8123E-0232.7334E-02132.0362E-02231.7552E-0242.5858E-02141.9651E-02241.7547E-0252.5371E-02151.9648E-02251.6674E-0262.3855E-02161.9641E-02261.6647E-0272.3674E-02171.8827E-02271.6498E-0282.3156E-02181.8770E-02281.6366E-0292.3100E-02191.8752E-02291.6321E-02102.2516E-02201.8706E-02301.6079E-02步骤四、按上一步确定的加权压心位置，依据加载点布置原则，求出加权压心位置对应的初始加载点位置见图2；根据此原则既保证传力路径的直接性，又保证不会破坏结构。步骤五、计算加载点载荷对控制切面的剪力、弯矩、扭矩，并与设计情况下分布载荷对控制切面的剪力、弯矩、扭矩计算结果进行误差对比见图3、图4。试验状态下1g工况对13肋的剪力值为157778N，弯矩值为-1.17131E+09N.mm，弯矩为负代表为机翼上弯。与设计情况对比，剪力误差为2.92％、弯矩误差为0.93％。满足误差要求。步骤六、迭代计算直至所有加载点位置满足误差控制要求，确定最终加载点见图2。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法，其特征在于：所述的全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法给出通过多载荷工况下压心按照损伤轻重进行加权处理，从而确定加载作动筒位置的加载方法，包括以下步骤：步骤一、根据试验考核要求，将机翼按肋划分成若干个考核切面，给出各考核切面的剪力、弯矩、扭矩误差要求；步骤二、根据考核切面划分情况，从翼尖向翼根，依次计算出各控制切面之间设计载荷的压心坐标及其对控制切面的剪力、弯矩；步骤三、根据损伤轻重关系，确定后求出加权压心位置；步骤四、按上一步确定的加权压心位置，依据加载点布置原则，求出加权压心位置对应的初始加载点位置；步骤五、计算加载点载荷对控制切面的剪力、弯矩，并与设计情况下分布载荷对控制切面的剪力、弯矩计算结果进行误差对比；步骤六、当剪力、弯矩不满足误差控制要求时，调整前梁、后梁的加载点位置，重复步骤五，迭代计算直至所有加载点位置满足误差控制要求。

【技术特征摘要】
1.一种全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法，其特征在于：所述的全尺寸疲劳试验的机翼垂向加载方法给出通过多载荷工况下压心按照损伤轻重进行加权处理，从而确定加载作动筒位置的加载方法，包括以下步骤：步骤一、根据试验考核要求，将机翼按肋划分成若干个考核切面，给出各考核切面的剪力、弯矩、扭矩误差要求；步骤二、根据考核切面划分情况，从翼尖向翼根，依次计算出各控制切面之间设计载荷的压心坐标及其对控制切面的剪力、弯矩；步骤三、根据损伤轻重关系，确定后求出加权压心位置；步骤四、按上一步确定的加权压心位置，依据加载点布置原则，求出加权压心位置对应的初始加载点位置；步骤五、计算加载点载荷对控制切面的剪力、弯矩，并与设计情况下分布载荷对控制切面的剪力、弯矩计算结果进行误差对比；步骤六、当剪力、弯矩不满足误差控制要求时，调整前梁、后梁...

【专利技术属性】
技术研发人员：张彦军，朱亮，宁宇，秦剑波，王新波，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61